民用飞机机身燃油管路适坠性适航要求和验证方法研究

民用运输类飞机机身内燃油管路系统的适坠性设计是提供飞机在坠撞情况下的安全性和乘员生还率的重要技术。通过对相关适航规章立法背景的研究以及行业实践,总结分析了条款的适航要求,形成了机身燃油管路的适坠性设计指南和符合性验证方法。     

航天器自主导航状态估计方法研究综述

自主导航是航天器自主运行的核心关键技术。状态估计是实现航天器自主导航的核心手段,是指实时确定航天器在轨位置、速度和姿态等导航参数,是航天器自主导航技术的重点发展方向之一。首先,针对航天器自主导航的实际需求,阐述了研究航天器自主导航状态估计方法的必要性,具体从导航系统可观测性分析、导航滤波算法、导航系统误差补偿3个方面介绍了航天器自主导航状态估计方法的研究现状;然后,分析并总结状态估计方法在航天器自主导航系统中的实际应用;最后,结合理论研究和实际应用,给出了状态估计方法目前存在的主要问题并对其后续发展进行了展望。     

航天器太阳帆板展开过程的最优控制

本文讨论航天器太阳帆板展开过程中主体姿态的最优控制问题. 利用多体动力学与最优控制理论建立数学模型, 考虑系统的非完整约束特性, 提出太阳帆板展开过程的最优控制算法. 通过数值仿真, 表明该方法对太阳帆板展开姿态控制的有效性.      

基于LMI的具有一类不确定性数据的参数估计

 对于系数矩阵 A和观测向量b 存在不确定性的情况,本文提出了一种基于线性矩阵不等式(LMI)的参数估计方法,这种方法适用于不确定性的先验界已知的情况.由此而得到的算法计算更为简单,实用并具有一般性.文中给出了计算公式的推导、解的分析,并针对几种特殊的情况进行了讨论.最后给出了仿真结果.     

基于在机测量的薄壁件加工综合误差建模与补偿

薄壁零件因其优异的机械性能–重量比而广泛应用于航空航天等领域.但由于刚度低,薄壁件加工时受切削力与夹紧力的影响易产生变形,从而导致较大的加工误差.采用预测力致误差的解析解和有限元等方法难以应对复杂的加工工况.为解决这一难题,提出了一种综合误差补偿方法,可预测并补偿3大主要误差源:几何误差、热误差和力致误差.首先,对机床...     

基于TERCOM-ICP联合算法的水下地形匹配方法研究

水下地形辅助导航一直是应用于AUV的热点和前沿问题,有助于修正惯导随时间积累的定位误差,以实现精确的导航定位。对经典地形匹配方法TERCOM算法进行了简单的介绍,引入点云配准领域的ICP算法,针对多波束测深系统可以获取地形剖面的特点,提出了一种TERCOM-ICP联合匹配算法。首先使用TERCOM算法粗匹配,将粗匹配后的大致位置作为指示输入ICP算法中进行精匹配,通过仿真实验对TERCOM算法的匹配结果和ICP算法的匹配时间作对比分析。仿真结果表明：TERCOM-ICP算法可以有效提高水下地形匹配精度,经过仿真实验测试,平均匹配误差可以达到20 m以内,所用时间在160 s以内,验证了该算法应用在水下地形匹配领域的可行性,更好地满足了水下辅助导航的要求。     

超高速干气密封扰流效应及抑扰机制

干气密封在高速时优异的动压性能使其应用范围从传统的压缩机、离心机等中高速设备逐渐扩大到航空发动机、（微型）燃气轮机等超高速设备中。基于实际超高速工况特点,对转速范围为10 000~120 000 r/min时的干气密封性能进行了系统性仿真计算,结果发现：在一定几何参数和工况参数下,类似于气浮轴承的微振动现象,干气密封会出现疑似受气体压力波动流影响的开启力、泄漏量与转速非正相关变化的扰流现象,尤其在高压、大膜厚、小槽深时的扰流效应愈加显著;在转速持续增大过程中,干气密封微尺度流场会出现二次拐点现象,且一次拐点发生转速与设计参数有关,而二次拐点发生转速基本约为90 000 r/min。同时结合导流织构的设计思路,进一步研究了超高速下干气密封槽底导流织构的驱动导流效应,结果表明：加设导流织构后,承载效果明显提高,拐点发生工况延后且压力波动区域被压缩。表明导流织构具有良好的抑制扰流、维持开启力与转速持续正相关的作用,在此基础上,进一步阐释了导流织构的抑扰机制,以期为突破干气密封在超高速工况下的应用壁垒提供新思路。     

高速进气道出口快速撤锥再起动特性研究

为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响,对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明,当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时,对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振),从不同喘振状态开始撤锥,进气道表现出不同的起动特性,而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。     

超燃冲压发动机燃烧模态转换直连式实验研究

为获得燃烧模态转换过程对超燃冲压发动机工作特性的影响,在直连式实验台上,通过液态煤油流量的线性变化,开展了飞行马赫数4.5条件下燃烧室不同工作模态的转换实验。通过对特征位置和参数的监测,实现了燃烧模态的实时判别,获得了燃烧模态转换过程对发动机性能的影响规律。实验结果表明,在燃烧模态转换过程中滞环现象明显,燃烧室压力和发动机推力性能存在突变。在燃油流量以相同的速率增加和减小过程中发生模态转换时刻的燃油当量比存在差异,分别为0.55和0.488,两个转换点燃烧室比推相差8.05%。在滞环区间内,对于同一当量比,会存在两个不同燃烧模态,对应不同的发动机推力性能。     

大型民用飞机燃油箱污染影响与控制要求

基于大型民用飞机燃油箱常见污染物,对其进行分类,研究其来源,分析其对飞机及系统功能、性能、安全、经济性等的影响。针对飞机研制、生产阶段,从材料选用、燃油箱结构、燃油系统及相关系统设计上提出污染防护设计要求,从生产制造各环节与要素上提出污染防护控制要求。针对飞机运营阶段,对其勤务与维护维修提出污染防护监控要求。通过对飞机生命周期内燃油箱污染物的持续监控管理,实现支持飞机高效生产、安全运行的目标。